RU2385829C1 - Авиационно-космическая система - Google Patents
Авиационно-космическая система Download PDFInfo
- Publication number
- RU2385829C1 RU2385829C1 RU2008139386/11A RU2008139386A RU2385829C1 RU 2385829 C1 RU2385829 C1 RU 2385829C1 RU 2008139386/11 A RU2008139386/11 A RU 2008139386/11A RU 2008139386 A RU2008139386 A RU 2008139386A RU 2385829 C1 RU2385829 C1 RU 2385829C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- launch
- container
- transporter
- launch vehicle
- carrier rocket
- Prior art date
Links
Landscapes
- Warehouses Or Storage Devices (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Авиационно-космическая система содержит самолет-носитель, выносимые им ракету-носитель и полезную нагрузку, размещенные в теплоизолирующем транспортно-пусковом контейнере и закрепленные в нем при помощи установочных элементов, а также систему отделения ракеты-носителя. Транспортно-пусковой контейнер ракеты-носителя выполнен в виде двух продольных полустворок, симметричных относительно вертикальной плоскости, соединенных в верхнем из продольных стыков шарнирной связью, и снабжен механизмом для раскрытия полустворок и для выдвижения ракеты за пределы полустворок транспортно-пускового контейнера в положение запуска ракеты-носителя. Внутри транспортно-пускового контейнера полустворки снабжены поперечными взаимно стыкующимися термоизолирующими перегородками, прилегающими к поверхности ракеты-носителя и разделяющими внутреннее пространство транспортно-пускового контейнера на отсеки отдельно для головной части и для каждого из баков ракеты-носителя. Транспортно-пусковой контейнер снабжен системой поддержки стабильного теплового режима содержания ракеты-носителя с использованием на стенках отсеков транспортно-пускового контейнера регулирующих клапанов для дополнительного обеспечения температурного режима в отсеках посредством регулирования интенсивности перепуска термостабилизирующего газа в зазор между стенками баков ракеты-носителя и стенками соответствующих отсеков транспортно-пускового контейнера. Достигается снижение влияния теплового воздействия и ударных нагрузок на ракету-носитель.
Description
Изобретение относится преимущественно к области ракетно-космической техники и может использоваться при создании систем запуска полезных нагрузок на орбиту.
Известно устройство в виде транспортно-пускового контейнера для запуска ракет с расположенными внутри узлами для удержания ракеты в транспортном положении (см., например, патент РФ №2210050, кл. F41F 3/04, 2002 г.).
Недостатком устройства является то, что для принудительного выброса ракеты из контейнера используется пневматическая катапульта, которая создает нежелательную импульсную нагрузку на полезный груз и вносит неопределенность в начальные параметры движения ракеты.
Известна ракетная пусковая установка, в которой для обеспечения термостатирования используется наружное орошение (см., например, патент РФ №2219469F, кл. F41F 3/04, 2002 г.).
Недостаток такой системы состоит в необходимости наличия независимого источника для осуществления орошения.
В качестве прототипа принята авиационно-космическая система, содержащая самолет-носитель, выносимые им ракету-носитель и полезную нагрузку, размещенные в теплоизолирующем транспортно-пусковом контейнере и закрепленные в нем при помощи установочных элементов, а также устройство пневматического десантирования, обеспечивающее выход ракеты-носителя из самолета-носителя (см., например, патент РФ №2160215, кл. В64G 1/00, 1/14; F41F 3/06, 1999 г.).
К недостаткам подобной системы относятся упомянутые ранее нежелательная импульсная нагрузка на полезную нагрузку и вносимая неопределенность в начальные параметры движения ракеты, возникающие при десантировании ракеты-носителя подобным образом.
Задачей предлагаемого изобретения с представляемым техническим результатом является обеспечение безударного прецизионного, приборно-контролируемого отделения ракеты-носителя с полезной нагрузкой от самолета-носителя, а также соблюдение условий содержания ракеты-носителя и полезной нагрузки в период транспортировки и во время, предшествующее запуску.
Поставленная задача решается тем, что в авиационно-космической системе, содержащей самолет-носитель, выносимые им ракету-носитель и полезную нагрузку, размещенные в теплоизолирующем транспортно-пусковом контейнере и закрепленные в нем при помощи установочных элементов, а также систему отделения ракеты-носителя от самолета-носителя, в соответствии с изобретением транспортно-пусковой контейнер ракеты-носителя выполнен в виде двух продольных полустворок, симметричных относительно вертикальной плоскости, соединен в верхнем из продольных стыков шарнирной связью и снабжен механизмом для раскрытия полустворок и для выдвижения ракеты за пределы полустворок транспортно-пускового контейнера в положение запуска ракеты, причем внутри полустворки транспортно-пускового контейнера снабжены поперечными взаимно стыкующимися термоизолирующими перегородками, прилегающими к поверхности ракеты-носителя и разделяющими внутреннее пространство транспортно-пускового контейнера на отсеки, отдельно для головной части и для каждого из баков ракеты-носителя, при этом транспортно-пусковой контейнер снабжен системой поддержки стабильного теплового режима содержания ракеты-носителя с использованием на стенках отсеков транспортно-пускового контейнера регулирующих клапанов для дополнительного обеспечения температурного режима в отсеках посредством регулирования интенсивности перепуска термостабилизирующего газа в зазор между стенками баков ракеты-носителя и стенками соответствующих отсеков транспортно-пускового контейнера.
Таким образом, достигаемый технический результат состоит в том, что при используемом поперечном относительно самолета-носителя, тарированном по воздействию отцеплении ракеты-носителя обеспечивается исходное, приборно-контролируемое положение для запуска ракеты-носителя, а также в том, что ввиду возможности дополнительного обеспечения регулируемых термостабильных условий обособленного содержания баков ракеты-носителя в теплоизолирующем транспортно-пусковом контейнере отпадает необходимость использования каких-либо иных защитных покрытий самой ракеты-носителя, чем, в конечном счете, гарантируется получение более высокой массовой отдачи ракеты-носителя и авиационно-космической системы в целом.
Авиационно-космическая система состоит из самолета-носителя, ракеты-носителя с полезной нагрузкой, транспортно-пускового контейнера с теплозащитным покрытием и с установочными элементами для закрепления ракеты-носителя, а также системы обеспечения поддержки стабильного температурного режима ракеты-носителя.
Авиационно-космическая система функционирует следующим образом. Установленная в теплоизолирующем транспортно-пусковом контейнере ракета-носитель крепится при помощи его узлов к самолету-носителю и заправляется в нем. В процессе вынесения им ракеты-носителя в район пуска осуществляется, в случае необходимости, дозаправка баков ракеты-носителя из вспомогательных емкостей, установленных на самолете-носителе. Попутно осуществляется дополнительное термостатирование баков ракеты-носителя посредством перепуска или газовых испарений из самих баков ракеты-носителя, или испарений в смеси с каким-либо специально возимым инертным газом в пространство между стенками баков и контейнера в каждом из отсеков транспортно-пускового контейнера. После выноса ракеты-носителя самолетом-носителем на исходные конкретные условия ее запуска осуществляется продольное раскрытие транспортно-пускового контейнера, прецизионное отслеживание необходимых начальных параметров движения ракеты-носителя бортовыми средствами самолета-носителя и безударное отцепление ее от самолета-носителя. Затем самолет-носитель выполняет маневр ухода, а ракета-носитель реализует заложенную программу своего полета.
Реализация предлагаемого устройства позволяет, кроме исключения ударных воздействий на полезную нагрузку, свести к минимуму потери при выведении полезной нагрузки на орбиту как за счет обеспечения контролируемых, идеальных для заданной программы выведения начальных условий запуска ракеты-носителя, так и предельного облегчения самой ракеты-носителя посредством индивидуализации температурного режима содержания каждого из ее баков и перенесения всех этих проблем термостатирования на транспортно-пусковой контейнер и его оборудование.
Claims (1)
- Авиационно-космическая система, содержащая самолет-носитель, выносимые им ракету-носитель и полезную нагрузку, размещенные в теплоизолирующем транспортно-пусковом контейнере и закрепленные в нем при помощи установочных элементов, а также систему отделения ракеты-носителя, отличающаяся тем, что транспортно-пусковой контейнер ракеты-носителя выполнен в виде двух продольных полустворок, симметричных относительно вертикальной плоскости, соединенных в верхнем из продольных стыков шарнирной связью, и снабжен механизмом для раскрытия полустворок и для выдвижения ракеты за пределы полустворок транспортно-пускового контейнера в положение запуска ракеты-носителя, причем внутри полустворки транспортно-пускового контейнера снабжены поперечными взаимно стыкующимися термоизолирующими перегородками, прилегающими к поверхности ракеты-носителя и разделяющими внутреннее пространство транспортно-пускового контейнера на отсеки отдельно для головной части и для каждого из баков ракеты-носителя, при этом транспортно-пусковой контейнер снабжен системой поддержки стабильного теплового режима содержания ракеты-носителя с использованием на стенках отсеков транспортно-пускового контейнера регулирующих клапанов для дополнительного обеспечения температурного режима в отсеках посредством регулирования интенсивности перепуска термостабилизирующего газа в зазор между стенками баков ракеты-носителя и стенками соответствующих отсеков транспортно-пускового контейнера.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008139386/11A RU2385829C1 (ru) | 2008-10-03 | 2008-10-03 | Авиационно-космическая система |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008139386/11A RU2385829C1 (ru) | 2008-10-03 | 2008-10-03 | Авиационно-космическая система |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2385829C1 true RU2385829C1 (ru) | 2010-04-10 |
Family
ID=42671116
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008139386/11A RU2385829C1 (ru) | 2008-10-03 | 2008-10-03 | Авиационно-космическая система |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2385829C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN116029586A (zh) * | 2022-12-13 | 2023-04-28 | 中国人民解放军63921部队 | 一种面向任务的运载火箭体系贡献率计算方法 |
-
2008
- 2008-10-03 RU RU2008139386/11A patent/RU2385829C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN116029586A (zh) * | 2022-12-13 | 2023-04-28 | 中国人民解放军63921部队 | 一种面向任务的运载火箭体系贡献率计算方法 |
CN116029586B (zh) * | 2022-12-13 | 2024-04-23 | 中国人民解放军63921部队 | 一种面向任务的运载火箭体系贡献率计算方法 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6557803B2 (en) | Crewed on-orbit, returnable, and reusable space vehicle | |
EP1162139B1 (en) | Reusable booster for the first stage of a launcher | |
US8393582B1 (en) | Apparatus and method of transferring and utilizing residual fuel of a launch vehicle upper stage | |
US11143489B2 (en) | Rail-launching munition release | |
US9457918B2 (en) | Multi-stage space launch systems with reusable thrust augmentation and associated methods | |
US6513760B1 (en) | Logistics module system and method | |
Dumont et al. | Callisto: a demonstrator for reusable launcher key technologies | |
US9745063B2 (en) | Airborne rocket launch system | |
CN107063006A (zh) | 一种可重复使用航天运载系统及往返方法 | |
US12017804B2 (en) | Satellite launch system | |
US20190248515A1 (en) | Transport method, transport ship, method for manufacturing transport ship, lander, navigation method, method for manufacturing component of lander, method for manufacturing lander, landing method, monitoring method and fuel supply method | |
RU2385829C1 (ru) | Авиационно-космическая система | |
US8366052B1 (en) | Detachable inflation system for air vehicles | |
US20240199238A1 (en) | System and method for improved air-launch of a launch vehicle from a towed aircraft | |
US8800934B1 (en) | Space access system with reusable booster | |
US20070120020A1 (en) | Small reusable payload delivery vehicle | |
Berthe et al. | Orion European Service Module (ESM) development, integration and qualification status | |
RU2547964C1 (ru) | Летательный аппарат (варианты) | |
Chen et al. | Responsive air launch using F-15 global strike eagle | |
RU2569966C1 (ru) | Космическая головная часть | |
RU2636447C2 (ru) | Авиационный ракетно-космический комплекс, формируемый на базе ракеты космического назначения, адаптируемой из МБР ТОПОЛЬ-М, и самолёта-носителя ИЛ-76МФ по выведению малых КА на целевые орбиты путём десантирования РКН из самолёта с применением комбинированной транспортно-пусковой платформы и подъёмно-стабилизирующего парашюта | |
RU2547963C1 (ru) | Способ старта летательного аппарата (варианты) | |
RU2485025C1 (ru) | Двухступенчатая баллистическая многоразовая транспортная космическая система | |
US9302791B2 (en) | Transport landing vehicle | |
RU2816907C1 (ru) | Способ управления транспортной космической системой для посадки на луну с возвратом на околоземную орбитальную станцию |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20131004 |